FR3123092A1 - Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef - Google Patents
Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef Download PDFInfo
- Publication number
- FR3123092A1 FR3123092A1 FR2105151A FR2105151A FR3123092A1 FR 3123092 A1 FR3123092 A1 FR 3123092A1 FR 2105151 A FR2105151 A FR 2105151A FR 2105151 A FR2105151 A FR 2105151A FR 3123092 A1 FR3123092 A1 FR 3123092A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- section
- pipe
- upstream
- air flow
- ejectors
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 32
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 9
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 230000005465 channeling Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/052—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
- F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
- F04F5/14—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow the inducing fluid being elastic fluid
- F04F5/16—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow the inducing fluid being elastic fluid displacing elastic fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
- F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
- F04F5/44—Component parts, details, or accessories not provided for in, or of interest apart from, groups F04F5/02 - F04F5/42
- F04F5/46—Arrangements of nozzles
- F04F5/466—Arrangements of nozzles with a plurality of nozzles arranged in parallel
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/601—Fluid transfer using an ejector or a jet pump
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Dispositif (110) d’entraînement d’un flux d’air principal (F1) pour une turbomachine (22) d’aéronef, ce dispositif comportant : - une première conduite (112) d’écoulement d’un flux d’air principal (F1), cette première conduite présentant un axe principal (A), - une pluralité d’éjecteurs (114) d’un flux d’air secondaire (F2) situés à l’intérieur de la première conduite (112) et configurés pour éjecter un flux d’air secondaire (F2) et forcer l’écoulement du flux d’air principal (F1) dans cette première conduite (112), lesdits éjecteurs (114) étant répartis autour dudit axe principal (A), et - une seconde conduite (116) d’échappement située en sortie des éjecteurs (114) et comportant une extrémité (116a) qui est raccordée à une extrémité (112a) de la première conduite (112), caractérisé en ce que l’extrémité de la seconde conduite (116) comprend une striction (134). Figure pour l'abrégé : Figure 4
Description
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un dispositif d’entraînement d’un flux d’air principal par un flux d’air secondaire, ce dispositif étant destiné à équiper une turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
Il est connu d’entraîner un flux d’air principal par l’intermédiaire d’un flux d’air secondaire plus énergétique que le flux d’air principal. Un dispositif d’entraînement d’un flux d’air principal de ce type comprend classiquement une conduite d’écoulement d’un flux d’air principal et des éjecteurs d’un flux d’air secondaire situés à l’intérieur de la conduite et configurés pour éjecter le flux d’air secondaire qui forcera l’écoulement du flux d’air principal par entrainement visqueux dans cette conduite.
Les éjecteurs, aussi appelés trompes à jet, sont alimentés avec de l’air à haute pression et/ou haute température. La différence de quantité de mouvement entre les deux flux génère un entrainement visqueux du flux d’air principal à plus basse pression et donc son aspiration dans la conduite. Les documents suivants de l’art antérieur décrivent plusieurs applications de ce type de dispositif : WO-A1-2014/060656, FR-A1-3 011 583, FR-A1-3 022 588 et FR-A1-3 087 239.
Une des problématiques de ce type de dispositif concerne la maîtrise des turbulences et des pertes de charge en sortie des éjecteurs, qui réduisent les performances du dispositif et peuvent obliger à le surdimensionner pour une application donnée. Cela joue ensuite sur l’équilibre des pressions entre l’amont du flux primaire, le flux secondaire et l’aval de l’échappement du système.
Lorsque la pression en amont du dispositif diminue et/ou que les pertes de charge et les turbulences sont trop importantes en sortie des éjecteurs, l’effet d’aspiration généré perd de son efficacité. A un certain seuil de pertes de pression en amont du système générées par le dispositif d’admission, le flux d’air principal s’inverse et le flux d’air secondaire est ré-aspiré vers l’amont, ce qui peut endommager les pièces dans cette zone.
L’invention propose un perfectionnement à cette technologie à travers l’échappement du système qui a pour effet de mieux canaliser les jets des éjecteurs permettant de réduire les turbulences et pertes de charge en sortie de ceux-ci, le rendant ainsi plus robuste aux pertes de pression en amont du système.
L’invention concerne un dispositif d’entraînement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aéronef, ce dispositif comportant :
- une première conduite d’écoulement d’un flux d’air principal, cette première conduite présentant un axe principal,
- une pluralité d’éjecteurs d’un flux d’air secondaire situés à l’intérieur de la première conduite et configurés pour éjecter un flux d’air secondaire et forcer l’écoulement du flux d’air principal dans cette première conduite, lesdits éjecteurs étant répartis autour dudit axe principal, et
- une seconde conduite d’échappement située en sortie des éjecteurs et comportant une extrémité qui est raccordée à une extrémité de la première conduite et qui reçoit directement ledit flux secondaire pour forcer l’écoulement du flux d’air principal depuis la première conduite jusqu’à la seconde conduite,
caractérisé en ce que l’extrémité de la seconde conduite comprend une striction.
Les inventeurs ont démontré que le centre de la conduite d’échappement est propice aux recirculations aérodynamiques et aux ré-aspirations de fluide conduisant, après un certain seuil de perte de pression en amont du système, à une inversion des flux.
Plutôt que de combler le centre de cette conduite, les inventeurs proposent de forcer les flux primaire et secondaire au centre de la conduite. Pour cela, la conduite d’échappement comprend une striction.
Dans la présente demande, on entend par « striction », un rétrécissement transversal de la seconde conduite qui entraîne une réduction de sa section de passage. Une striction se caractérise donc par un étranglement de la conduite et est régulier sur toute la périphérie de la conduite. Le but est de canaliser les flux primaire et secondaire pour qu’ils passent à travers une section restreinte, ce qui limite le risque d’apparition de turbulences et de recirculations dans cette zone.
Le dispositif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :
- ladite striction représente une réduction de la section de passage comprise entre 10 et 90%, de préférence entre 30 et 70%, et plus préférentiellement de l’ordre de 50% ;
- ladite striction comprend :
-- un tronçon intermédiaire comportant une section de passage Smin,
-- un tronçon amont comportant à une extrémité amont une section de passage Smax ou Smax1 sensiblement identique à la section de passage de la première conduite, et à une extrémité aval une section de passage Smin qui est inférieure à Smax, et
-- un tronçon aval situé entre le tronçon intermédiaire et le reste de la seconde conduite, ce tronçon aval comportant à une extrémité amont une section de passage Smin, et à une extrémité aval une section de passage Smax sensiblement identique à la section de passage de la première conduite ou une section de passage Smax2 comprise entre Smin et Smax1,
et dans lequel le tronçon amont a une longueur L1 ou dimension axiale inférieure ou égale à une longueur L2 ou dimension axiale du tronçon aval ;
- L2 = K.L1 avec K compris entre 1 et 10, et de préférence entre 3 et 5 ;
- l’extrémité de la seconde conduite est engagée dans l’extrémité de la première conduite ou l’extrémité de la seconde conduite affleure l’extrémité de la première conduite ; en variante, les première et seconde conduits sont fabriquées d’une seule pièce monobloc ;
- l’extrémité de la seconde conduite comprend un bord périphérique qui s’étend dans un plan perpendiculaire audit axe principal, ledit plan passant par des sorties des éjecteurs ou en amont de ces sorties ;
- ledit plan passe en amont de ces sorties et ledit bord périphérique comprend des encoches configurées pour recevoir chacune une base d’un desdits éjecteurs ;
- ladite seconde conduite a une forme générale droite ou coudée ;
- ladite seconde conduite a une section de passage de forme générale non circulaire ; en variante, cette section peut être circulaire ;
- ladite seconde conduite est formée d’une seule pièce, de préférence en métal.
L’invention concerne en outre une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant un dispositif tel que décrit ci-dessus.
L’invention concerne en outre un hélicoptère comportant un dispositif ou une turbomachine tel que décrit ci-dessus.
Avantageusement, la turbomachine comprend, d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une entrée d’air, au moins un compresseur, une chambre de combustion, au moins une turbine et un échappement, ladite entrée d’air étant équipé d’un piège à particules qui est raccordé audit dispositif.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
Description détaillée de l'invention
La est une représentation très schématique d’un dispositif 10 d’entraînement d’un flux d’air principal F1 par un flux d’air secondaire F2 pour une turbomachine d’aéronef.
Le dispositif 10 comporte :
- une première conduite 12 d’écoulement du flux d’air principal F1, cette première conduite présentant un axe principal A,
- une pluralité d’éjecteurs 14 du flux d’air secondaire F2, qui sont situés à l’intérieur de la première conduite 12 et configurés pour éjecter le flux d’air secondaire F2 et forcer l’écoulement du flux d’air principal F1 dans la première conduite 12, et
- une seconde conduite 16 d’échappement située en sortie des éjecteurs 14 et raccordée à la première conduite 12.
Le dispositif 10 est en général raccordé en amont (par référence à l’écoulement des flux F1, F2 dans le dispositif 10) à une enceinte 18, telle qu’une enceinte à purger ou une enceinte formant un piège à particules, de la turbomachine d’aéronef.
Le dispositif 10 est en général raccordé en aval à l’extérieur 20 de la turbomachine.
La première conduite 12 a une forme générale allongée et rectiligne bien que cela ne soit pas limitatif. De la même façon, la seconde conduite 16 a une forme générale allongée et rectiligne mais peut être coudée en variante.
Les éjecteurs 14 sont raccordés à une source d’alimentation en air à haute pression et/ou haute température et génèrent un flux d’air secondaire F2 dans la première conduite 12 qui entraîne par frottement visqueux un écoulement du flux principal F1 dans la conduite 12. Les flux F1, F2 s’écoulent alors dans la seconde conduite 16 jusqu’à l’extérieur 20 de la turbomachine.
La technologie de ce type d’éjecteur ou trompe à jet est bien connue de l’homme du métier et n’a donc pas besoin d’être détaillée.
La illustre un exemple d’implantation d’un dispositif 10 dans une turbomachine 22 ici d’un aéronef du type hélicoptère.
La turbomachine 22 comprend classiquement, d’amont en aval, une entrée d’air 24, au moins un compresseur 26, une chambre de combustion 28, au moins une turbine 30 et un échappement 31.
L’entrée d’air 24 a une forme annulaire et comprend une portion amont 24a de forme tronconique qui est évasée vers l’aval, et une portion aval 24b de forme tronconique qui est au contraire évasée vers l’amont. Autrement dit, l’entrée d’air 24 a, à la jonction entre ces portions 24a, 24b, un diamètre maximal.
Le flux d’air F0 qui pénètre dans l’entrée d’air 24 s’écoule donc d’abord radialement de l’intérieur vers l’extérieur dans la première portion 24a de l’entrée d’air 24, puis radialement de l’extérieur vers l’intérieur dans la seconde portion 24b et jusqu’au compresseur 26. Lors de l’écoulement du flux d’air F0 dans la première portion 24a, les particules potentiellement présentes dans ce flux d’air sont acheminées par inertie dans l’enceinte 18 qui est raccordée à la périphérie externe de l’entrée d’air 24.
Le dispositif 10 s’étend le long et sur un côté de la turbomachine 22. Dans l’exemple représenté, la première conduite 12 s’étend depuis l’enceinte 18 et l’entrée d’air 24 jusqu’à l’échappement 31. Les éjecteurs 14 sont montés dans la première conduite 12 au niveau de la turbine 30 et sont alimentés en air sous pression et/ou température prélevé directement sur la turbine 30 par des moyens de prélèvement 32 adéquats. La seconde conduite 16 s’étend en aval de la première conduite 12 et de la turbine 30 et par exemple au niveau d’un échappement 31 par exemple sous forme de tuyère de sortie des gaz d’échappement.
Le dispositif 10 de la est donc associé à une enceinte 18 et une entrée d’air 24a formant un piège à particules à l’entrée de la turbomachine 22.
La illustre un dispositif 10 selon la technique antérieure. On constate que la seconde conduite 16 est formée par une paroi tubulaire qui a une section de passage constante sur toute son étendue axiale. On constate en outre que les éjecteurs 14 sont répartis autour de l’axe A de la première conduite 12. Cette technologie n’est pas satisfaisante à cause des turbulences et pertes de charge qui apparaissent en fonctionnement en sortie des éjecteurs, comme évoqué dans ce qui précède la rendant très sensible aux pertes de pression en amont du système conduisant à une ré-aspiration des flux primaire et secondaire.
La présente invention propose une solution à ce problème avec un dispositif 110 dont un mode de réalisation est représenté aux figures 4 à 6.
Le dispositif 110 comprend :
- une première conduite 112 d’écoulement du flux d’air principal F1, cette première conduite 112 présentant un axe principal A,
- une pluralité d’éjecteurs 114 du flux d’air secondaire F2, qui sont situés à l’intérieur de la première conduite 112 et configurés pour éjecter le flux d’air secondaire F2 et forcer l’écoulement du flux d’air principal F1 dans la première conduite 112, et
- une seconde conduite 116 d’échappement située en sortie des éjecteurs 114 et raccordée à la première conduite 112.
La première conduite 112 a une forme générale tubulaire et peut être droite ou coudée. Elle comprend une extrémité longitudinale 112a dans laquelle sont situés les éjecteurs 114 et qui comprend un bord périphérique 112b libre.
Les éjecteurs 114 sont situés dans la première conduite 112, à proximité de ce bord périphérique 112b, et ont chacun une forme générale coudée dans l’exemple représenté. Chaque éjecteur 114 est tubulaire et comprend une extrémité 114a raccordée à un orifice (non visible) traversant de la conduite 112, et une extrémité 114b opposée qui est rétrécie pour former une buse et qui est orientée dans une direction parallèle à l’axe A et vers le bord périphérique 112b ( ).
Les extrémités 114a des éjecteurs 114 sont reliées par l’intermédiaire des orifices précités de la conduite 112 à un collecteur annulaire 136 qui est monté autour de la conduite 112 et qui est raccordé à des moyens de prélèvement 132 ( ) comparables aux moyens de prélèvement 32 précités.
La seconde conduite 116 comporte une extrémité 116a qui est raccordée à l’extrémité 112a de la première conduite 112 et qui reçoit directement le flux secondaire F2 pour forcer l’écoulement du flux d’air principal F1 depuis la première conduite 112 jusqu’à la seconde conduite 116.
Selon l’invention, l’extrémité 116a de la seconde conduite 116 comprend une striction 134, c’est-à-dire une réduction de sa section de passage. La striction 134 permet de bien canaliser l’écoulement des flux primaire F1 et secondaire F2, supprimant ainsi les risques de turbulences et de recirculations dans cette zone.
La réduction de passage de la striction 134 est de l’ordre de 10 et 90%, de préférence entre 30 et 70%, et plus préférentiellement de l’ordre de 50%.
Dans l’exemple représenté ( ), la striction 134 comprend trois parties ou tronçons à savoir :
- un tronçon intermédiaire 134b comportant une section de passage Smin,
- un tronçon amont 134a situé entre le tronçon intermédiaire 134b et les éjecteurs 114, ce tronçon amont 134a comportant à une extrémité amont 134aa une section de passage Smax sensiblement identique à la section de passage de la première conduite 112, et à une extrémité aval 134ab une section de passage Smin qui est inférieure à Smax, et
- un tronçon aval 134c situé entre le tronçon intermédiaire 134b et le reste de la seconde conduite 116, ce tronçon aval 134c comportant à une extrémité amont 134ca une section de passage Smin, et à une extrémité aval 134cb une section de passage Smax sensiblement identique à la section de passage de la première conduite 112.
Le tronçon amont 134a a une longueur L1 ou dimension axiale inférieure à une longueur L2 ou dimension axiale du tronçon aval 134c. L2 = K.L1 avec K compris entre 1 et 10, et de préférence entre 3 et 5.
Dans l’exemple représenté, l’extrémité 116a de la seconde conduite 116 est engagée dans l’extrémité 112a de la première conduite 112. La longueur d’engagement est ici supérieure à L1. L’extrémité 112a entoure les tronçons 134a, 134b voire une partie du tronçon 134c.
Le bord périphérique 112b de la première conduite 112 est situé dans un plan P1 qui est perpendiculaire à l’axe A et passe sensiblement par le tronçon aval 134c.
L’extrémité 116a de la seconde conduite 116 comprend un bord périphérique 116b qui s’étend dans un plan P2 qui est perpendiculaire à l’axe A et passe sensiblement par les extrémités 114b ou sorties des éjecteurs 114 ou en amont de ces sorties ( ).
La seconde conduite 116 est de préférence réalisée d’une seule pièce, par exemple par fabrication additive. La conduite 116 est par exemple réalisée en métal. Elle a une forme générale droite dans l’exemple représenté et une section de passage de forme générale non circulaire. Cette forme est aplatie et par exemple ovale ou elliptique.
Claims (12)
- Dispositif (110, 210) d’entraînement d’un flux d’air principal (F1) pour une turbomachine (22) d’aéronef, ce dispositif comportant :
- une première conduite (112) d’écoulement d’un flux d’air principal (F1), cette première conduite présentant un axe principal (A),
- une pluralité d’éjecteurs (114) d’un flux d’air secondaire (F2) situés à l’intérieur de la première conduite (112) et configurés pour éjecter un flux d’air secondaire (F2) et forcer l’écoulement du flux d’air principal (F1) dans cette première conduite (112), lesdits éjecteurs (114) étant répartis autour dudit axe principal (A), et
- une seconde conduite (116) d’échappement située en sortie des éjecteurs (114) et comportant une extrémité (116a) qui est raccordée à une extrémité (112a) de la première conduite (112) et qui reçoit directement ledit flux secondaire (F2) pour forcer l’écoulement du flux d’air principal (F1) depuis la première conduite (112) jusqu’à la seconde conduite (116),
caractérisé en ce que l’extrémité de la seconde conduite (116) comprend une striction (134). - Dispositif (110, 210) selon la revendication 1, dans lequel ladite striction (134) représente une réduction de la section de passage comprise entre 10 et 90%, de préférence entre 30 et 70%, et plus préférentiellement de l’ordre de 50%.
- Dispositif (110, 210) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel ladite striction (134) comprend :
- un tronçon intermédiaire (134b) comportant une section de passage Smin,
- un tronçon amont (134a) situé entre le tronçon intermédiaire et les éjecteurs (114), ce tronçon amont (134a) comportant à une extrémité amont (134aa) une section de passage Smax ou Smax1 sensiblement identique à la section de passage de la première conduite, et à une extrémité aval (134ab) une section de passage Smin qui est inférieure à Smax, et
- un tronçon aval (134c) situé entre le tronçon intermédiaire (134b) et le reste de la seconde conduite, ce tronçon aval (134c) comportant à une extrémité amont (134ca) une section de passage Smin, et à une extrémité aval (134cb) une section de passage Smax sensiblement identique à la section de passage de la première conduite (112) ou une section de passage Smax2 comprise entre Smin et Smax1,
et dans lequel le tronçon amont (134a) a une longueur L1 ou dimension axiale inférieure ou égale à une longueur L2 ou dimension axiale du tronçon aval (134c). - Dispositif (110, 210) selon la revendication précédente, dans lequel L2 = K.L1 avec K compris entre 1 et 10, et de préférence entre 3 et 5.
- Dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’extrémité (116a) de la seconde conduite (116) est engagée dans ou affleure l’extrémité (112a) de la première conduite (112).
- Dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’extrémité (116a) de la seconde conduite (116) comprend un bord périphérique (116b) qui s’étend dans un plan perpendiculaire audit axe principal (A), ledit plan passant par des sorties des éjecteurs (114) ou en amont de ces sorties.
- Dispositif (210) selon la revendication précédente, dans lequel ledit plan passe en amont de ces sorties et ledit bord périphérique (116b) comprend des encoches (138) configurées pour recevoir chacune une base d’un desdits éjecteurs (114).
- Dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite seconde conduite (116) a une forme générale droite ou coudée.
- Dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite seconde conduite (116) a une section de passage de forme générale non circulaire.
- Dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite seconde conduite (116) est formée d’une seule pièce, de préférence en métal.
- Turbomachine (22), en particulier d’aéronef, comportant un dispositif (110, 210) selon l’une des revendications précédentes.
- Turbomachine (22) selon la revendication 11, dans laquelle elle comprend, d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une entrée d’air (24), au moins un compresseur (26), une chambre de combustion (28), au moins une turbine (30) et un échappement (31), ladite entrée d’air (24) étant équipé d’un piège à particules qui est raccordé audit dispositif (110, 210).
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2105151A FR3123092A1 (fr) | 2021-05-18 | 2021-05-18 | Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef |
| CA3218773A CA3218773A1 (fr) | 2021-05-18 | 2022-05-10 | Dispositif d'entrainement d'un flux d'air principal pour une turbomachine d'aeronef |
| EP22727375.2A EP4341540A1 (fr) | 2021-05-18 | 2022-05-10 | Dispositif d'entrainement d'un flux d'air principal pour une turbomachine d'aeronef |
| CN202280035261.XA CN117321299A (zh) | 2021-05-18 | 2022-05-10 | 飞行器涡轮发动机的用于引导主空气流的设备 |
| PCT/FR2022/050887 WO2022243622A1 (fr) | 2021-05-18 | 2022-05-10 | Dispositif d'entrainement d'un flux d'air principal pour une turbomachine d'aeronef |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2105151 | 2021-05-18 | ||
| FR2105151A FR3123092A1 (fr) | 2021-05-18 | 2021-05-18 | Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3123092A1 true FR3123092A1 (fr) | 2022-11-25 |
Family
ID=77411783
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2105151A Pending FR3123092A1 (fr) | 2021-05-18 | 2021-05-18 | Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP4341540A1 (fr) |
| CN (1) | CN117321299A (fr) |
| CA (1) | CA3218773A1 (fr) |
| FR (1) | FR3123092A1 (fr) |
| WO (1) | WO2022243622A1 (fr) |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3694107A (en) * | 1970-11-19 | 1972-09-26 | Nash Engineering Co | Ejector apparatus and method of utilizing same |
| FR2541390A1 (fr) * | 1982-12-10 | 1984-08-24 | Bertin & Cie | Ejecteur-melangeur a effet de trompe, utilise notamment comme thermocompresseur |
| US4928480A (en) * | 1988-03-04 | 1990-05-29 | General Electric Company | Separator having multiple particle extraction passageways |
| WO2014060656A1 (fr) | 2012-10-19 | 2014-04-24 | Snecma | Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a doubles injecteurs independants |
| FR3006998A1 (fr) * | 2013-06-18 | 2014-12-19 | Snecma | Ventilation d'une nacelle de turbomachine |
| FR3011583A1 (fr) | 2013-10-03 | 2015-04-10 | Snecma | Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a injecteurs independants coaxiaux |
| FR3022588A1 (fr) | 2014-06-24 | 2015-12-25 | Snecma | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine |
| FR3087239A1 (fr) | 2018-10-10 | 2020-04-17 | Safran Electrical & Power | Systeme et procede de refroidissement des freins d'un train d'atterrissage d'un aeronef |
| US20210003095A1 (en) * | 2019-07-04 | 2021-01-07 | Safran Aircraft Engines | Jet tube for a turbomachine |
-
2021
- 2021-05-18 FR FR2105151A patent/FR3123092A1/fr active Pending
-
2022
- 2022-05-10 EP EP22727375.2A patent/EP4341540A1/fr active Pending
- 2022-05-10 CN CN202280035261.XA patent/CN117321299A/zh active Pending
- 2022-05-10 CA CA3218773A patent/CA3218773A1/fr active Pending
- 2022-05-10 WO PCT/FR2022/050887 patent/WO2022243622A1/fr active Application Filing
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3694107A (en) * | 1970-11-19 | 1972-09-26 | Nash Engineering Co | Ejector apparatus and method of utilizing same |
| FR2541390A1 (fr) * | 1982-12-10 | 1984-08-24 | Bertin & Cie | Ejecteur-melangeur a effet de trompe, utilise notamment comme thermocompresseur |
| US4928480A (en) * | 1988-03-04 | 1990-05-29 | General Electric Company | Separator having multiple particle extraction passageways |
| WO2014060656A1 (fr) | 2012-10-19 | 2014-04-24 | Snecma | Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a doubles injecteurs independants |
| FR3006998A1 (fr) * | 2013-06-18 | 2014-12-19 | Snecma | Ventilation d'une nacelle de turbomachine |
| FR3011583A1 (fr) | 2013-10-03 | 2015-04-10 | Snecma | Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a injecteurs independants coaxiaux |
| FR3022588A1 (fr) | 2014-06-24 | 2015-12-25 | Snecma | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine |
| FR3087239A1 (fr) | 2018-10-10 | 2020-04-17 | Safran Electrical & Power | Systeme et procede de refroidissement des freins d'un train d'atterrissage d'un aeronef |
| US20210003095A1 (en) * | 2019-07-04 | 2021-01-07 | Safran Aircraft Engines | Jet tube for a turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117321299A (zh) | 2023-12-29 |
| WO2022243622A1 (fr) | 2022-11-24 |
| CA3218773A1 (fr) | 2022-11-24 |
| EP4341540A1 (fr) | 2024-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2636923C (fr) | Optimisation d'un film anti-coke dans un systeme d'injection | |
| EP1881179B1 (fr) | Système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine | |
| CA2772054C (fr) | Compresseur de turbomachine ayant des injecteurs d'air | |
| FR3016654B1 (fr) | Turbomachine a prelevement de flux d'air comprime | |
| BE1014254A3 (fr) | Structure tubulaire mince cloisonnee et son procede de fabrication. | |
| EP1818613A1 (fr) | Chambre de combustion d'une turbomachine | |
| CA2638817A1 (fr) | Diffuseur d'une turbomachine | |
| FR2929334A1 (fr) | Dispositif de reduction du bruit genere par reacteur d'aeronef a conduits de fluide coudes | |
| FR3006998A1 (fr) | Ventilation d'une nacelle de turbomachine | |
| CA2925565A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de deflection d'air pour reduire le sillage cree par une bougie d'allumage | |
| EP3274578B1 (fr) | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine | |
| FR3123092A1 (fr) | Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef | |
| FR2979943A1 (fr) | Insufflation dans la couche limite a l'aide d'un flux de fuite d'un joint d'etancheite a la vapeur | |
| WO2015011392A1 (fr) | Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comprenant des deflecteurs de guidage d'air | |
| EP3164585B1 (fr) | Dispositif de guidage d'air pour turbomachine | |
| FR3087855A1 (fr) | Un turbocompresseur centrifuge ayant un trajet de flux de gaz comportant une chambre de detente | |
| FR3117548A1 (fr) | Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef | |
| EP4133168A1 (fr) | Grille de conduit de décharge à canaux acoustiquement optimisée | |
| EP1825132B1 (fr) | Element d'un circuit d'echappement de moteur a combustion | |
| WO2022073889A1 (fr) | Entrée d'air supersonique d'un ensemble propulsif d'aéronef comprenant un dispositif de dégivrage des bras de support et procédé de dégivrage | |
| FR3034142A1 (fr) | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine | |
| FR2981134A1 (fr) | Dispositif avec paroi avec au moins deux ouvertures debouchant dans un flux de gaz | |
| FR3023585A1 (fr) | Carter intermediaire pour un turboreacteur | |
| EP1712382A1 (fr) | Dispositif de ventilation d'un véhicule automobile comportant des moyens d'atténuation de bruit | |
| FR3034141A1 (fr) | Dispositif a microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20221125 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |